(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
補助動力装置APU（１００）の性能検出方法であって、
排気ガス温度（EGT）と、空気圧縮機入口温度（LCIT）と、始動時間（STA）と、使用時間（TSR）と、抽気圧力（PT）と、を取得するステップと、
前記EGTとLCITとの差（EGT-LCIT）、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値と、を比較
するステップと、
前記EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、前記それぞれの閾値と、の各比較結果に、それぞれの重みを指定するステップと、
重み付けをした後の、前記EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、前記それぞれの閾値と、の前記比較結果に基づき、前記APU（１００）の性能を判断するステップと、を含み、
前記判断するステップは、以下の式に基づき判断するステップを含み、
【数１】
0005801771.tif 000016
ここで、PDIは、性能検出指数であって前記APU（１００）の性能を反映し、R1、R2、R3およびR4は、前記EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTそれぞれの重みであり、EGTRedlineは、（EGT-LCIT）の閾値であり、STAWarningLineは、STAの閾値であり、TSRrtは、TSRの閾値で
あり、PTMinは、PTの閾値である、補助動力装置APU（１００）の性能検出方法。
【請求項２】
前記EGTRedlineは、前記APU（１００）のEGTレッドライン値である、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記TSRrtは、前記APU（１００）の使用時間における信頼性が70%であることに対応す
る時間である、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記TSRrtが、実際データに基づきポアソン分布により算出される、請求項１に記載の
方法。
【請求項５】
前記PTMinは、前記APU（１００）の最小抽気圧力であり、
前記PTMinは、前記APU（１００）正常稼働時の固有最低抽気圧力PTBaseLineに代替可能である、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記比較するステップは、前記EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、前記それぞれの閾値と、の比を算出するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項７】
前記TSRの重みが最大であり、かつ、前記PTの重みが最小である、請求項１に記載の方
法。
【請求項８】
前記PDIが第一所定値より小さい場合、前記APU（１００）の性能が良好であると判断すること、
前記PDIが前記第一所定値より大きく、第二所定値より小さい場合、前記APU（１００）の性能が正常で使用可能であると判断すること、
前記PDIが前記第二所定値より大きい場合、前記APU（１００）がすでに衰退期に入っていると判断すること、
前記PDIが第三所定値より大きい場合、前記APU（１００）がすでに故障期に入っていると判断すること、
をさらに含む、請求項１に記載の方法。
【請求項９】
前記第一所定値が0.7であり、前記第二所定値が0.8であり、前記第三所定値が0.85である、請求項８に記載の方法。
【請求項１０】
前記PTcorが以下の式により算出され、
【数２】
0005801771.tif 000017
ここで、ΔPTが温度に関する関数であり、以下の式により算出され、
【数３】
0005801771.tif 000018
ここで、TATは外気温であり、a1, b1, c1は調整パラメータであり、
δが海抜圧力校正係数であり、以下の式により算出され、
【数４】
0005801771.tif 000019
ここで、ALTは海抜高度[m]であり、TATは外気温[℃]であり、mが空気質量[g/mol]であ
って値29を取り、gが値10[メートル/秒2] を取り、Rが調整パラメータであって8.51の値
を取る、請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
前記EGTcorが以下の式により算出され、
【数５】
0005801771.tif 000020
ここで、ΔEGTが温度に関する関数あり、以下の式により算出され、
【数６】
0005801771.tif 000021
ここで、TATは外気温であり、a2, b2, c2は調整パラメータであり、
PTReqが補助動力装置始動時に必要となる最低抽気圧力で、p1およびp2が校正係数であ
る、請求項１０に記載の方法。
【請求項１２】
前記取得するステップは、前記EGT、LCIT、STA、TSR及びPTを含むAPUメッセージから前記EGT、LCIT、STA、TSR及びPTを取得するステップを含む、請求項１に記載の方法。
【請求項１３】
前記APUメッセージがエアバス航空機のA13メッセージまたはボーイング航空機のAPUメ
ッセージである、請求項１２に記載の方法。
【請求項１４】
さらに、前記APU（１００）の稼働情報の前記EGT、LCIT、STA、TSRおよびPTを含むAPU
メッセージを生成するステップを含む、請求項１２に記載の方法。
【請求項１５】
さらに、ACARSまたはATNにより前記APUメッセージをサーバに伝送するステップを含む
、請求項１２に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機の設備稼働状態の検出の方法に関し、特に、空中補助動力装置の性能検出方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
空中補助動力装置（Airborne Auxiliary Power Unit）とは、補助動力装置APUと簡単に呼ばれているが、機体後部に取り付けられる小型タービンエンジンのことである。APUの主要な機能は、電源および空気を供給することであり、また、一部のAPUは、航空機に付加的な推力を与えることも可能である。具体的には、航空機は、地上で離陸する前に、APUより電力供給されて主エンジンを駆動することにより、地上の電力、空気供給車に頼ることなく、航空機を発動する。地上では、APUはさらに、電力および圧縮空気を提供して、客室およびコックピット内の照明、空調を保証している。航空機が離陸する際には、APUがバックアップ電源として使用可能である。航空機着陸後も、APUにより照明、空調に電力が供給される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
APUの機能によって、その稼働の安定性が決まるが、これは、航空機の運航コストおよびサービスの質に直接関係するものである。さらに、地上電源および空気供給源が確保できない場合、APUに故障が生じると、航空機の運航不能に直結してしまう。現在、APUの故障の排除およびメンテナンスは、ほとんど事後処理である。しかしながら、航空機設備において、APUは、メンテナンス費用が高い設備である。また、APU全体の部材の価格が高く、予備の部材を保持するコストも高く、故障後の修理に、4〜5ヶ月を要する。事後処理のメンテナンス方式では、APUの安定的な稼働は保証できない。さらに、APUを修理に出した後時間がかかることから、航空機の遅延ひいては欠航に直結する。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
従来技術に存在する一つまたは複数の技術的課題に対し、本発明の一つの面によれば、補助動力装置APUの性能検出方法であって、前記APUの稼働の排気温度EGTと、空気圧縮機
入口温度LCITと、始動時間STAと、使用時間TSRと、抽気圧力PTとを取得するステップと、前記EGTとLCITとの差EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値とを比較するステ
ップと、前記EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、前記それぞれの閾値との各比較結果にそれぞれの重みを指定するステップと、重み付けをした後の、前記EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと前記それぞれの閾値との前記比較結果に基づき、前記APUの性能を判断するステップ
とを含む補助動力装置APUの性能検出方法を提供する。
【０００５】
本発明の別の面によれば、APU稼働排気温度EGT、始動時間STA、抽気圧力PTおよびIGV角度からなる群より選ばれたAPU稼働パラメータを取得するステップと、前記パラメータに
顕著な変化が生じたか否かを判断するステップと、前記パラメータに顕著な変化が生じたか否かに基づき、前記APUの性能を確定するステップとを含むAPUの性能検出方法を提供する。
【０００６】
本発明の別の面によれば、APU稼働排気温度EGTおよび抽気圧力PTからなる群から選ばれたAPU稼働パラメータを取得するステップと、前記パラメータが前記パラメータの限界値に近づいているか否かを判断するステプと、前記パラメータが前記パラメータの限界値に近づいているか否かに基づき、前記APUの性能を確定するステップとを含むAPUの性能検出方法を提供する。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】図1は、本発明の一実施形態の航空機APUの構造模式図である。
【図２】図2は、本発明の一実施形態による入口ガイド羽根アセンブリの構造模式図である。
【図３】図3は、本発明の一実施形態による入口ガイド羽根制御構造の模式図である。
【図４】図4は、本発明の一実施形態によるAPU性能変化曲線の模式図である。
【図５】図5は、エアバス社のA13メッセージの一つの実例である。
【図６】図6は、本発明の一実施形態によるAPU性能の検出方法のフローチャートである。
【図７】図7は、本発明の別の実施形態のAPU性能の検出方法のフローチャートである。
【図８】図8は、本発明の別の実施形態のAPU性能の検出方法のフローチャートである。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
以下、図を参照して、本発明の好ましい実施の形態についてさらに詳細な説明を行う。
【０００９】
図1は、本発明の一実施形態による航空機APUの構造模式図である。図に示すとおり、APU100は、発電機102と、ギヤボックス104と、空気圧縮機部106と、高温端部108とを備える。空気圧縮機部106は、高圧気体を発生させ、抽気を外部に提供する前端軸流遠心空気圧縮機105を備える。高温端部108は、後端軸流遠心空気圧縮機107を備える。後端軸流遠心空気圧縮機107は、高温端部108の燃焼室120に高圧気体を供給し、燃焼室120の燃焼で使用させる。APUの燃料システム（図示せず）は、燃焼室120にガソリン燃料を供給する。燃焼室120は、燃焼ガソリン燃料が高温高圧気体を発生することで、高温端部108のタービン140に仕事をし、タービン140を回転させる。タービン140は、軸103によって、前端軸流遠心空気圧縮機105に高圧気体を発生させ、同時にギヤボックス104を介して伝動し、発電機102を動かす。発電機102は、発電して外部に電力を供給する。
【００１０】
APUは、一般的に軸流遠心式エンジンであり、例えばGTCP131-9A、APS3200等の型番である。APUと、航空機のエンジンとの最大の違いは、APU回転子は定速であるが、航空機エンジンの回転子は変速である点にある。したがって、APUは常に、一定の回転数において前端軸流遠心空気圧縮機105に圧縮気体を供給し、後部の負荷を供給する。APUは、高圧気体を導いて抽気負荷へ流れるか、または排気管に流れて排出するかを制御する一つの抽気制御バルブを備えている。したがって、抽気する圧力は側面から、前端空気圧縮機性能の善し悪しを反映している。
【００１１】
抽気負荷の電力需要が大きいほど、前端軸流遠心空気圧縮機105が回転をする際の抵抗が大きくなる。一定の回転数を維持するためには、高温端部108がより大きいトルクを供給する必要がある。APUのガソリン燃料制御システムは、より多くのガソリン燃料を燃焼室120に輸送して燃焼させることにより、タービン140により多くの内部エネルギーを供給して、前端部分を定速で回転させるようにする。APUはさらに、APU排出気体の排気温度（Exhaust Gas Temperature，EGT）を測定する温度測定センサと、入口ガイド羽根（Inlet Guide Vane，IGV）アセンブリとを備える。
【００１２】
図2は、本発明の一実施形態による入口ガイド羽根アセンブリの構造模式図である。図に示すように、入口ガイド羽根アセンブリ200は、基本的に円盤形である。円盤底部寄りの側面には、複数の入口ガイド羽根（IGV）が設置されている。複数の入口ガイド羽根は、制御されて、異なる角度に開く。入口ガイド羽根の角度の範囲は、15度から115度である。入口ガイド羽根は、完全に閉じることがなく、羽根は、15度の位置において前端軸流遠心空気圧縮機105を冷却する。
【００１３】
図3は、本発明の一実施形態の入口ガイド羽根制御構造の模式図である。図に示すように、入口ガイド羽根制御構造300は、入口ガイド羽根アクチュエータ（Inlet Guide Vane Actuator，IGVA）301と、それに接続されたライン可変作動変圧器（Line Variable Differential Transformer，LVDT）302とを備える。入口ガイド羽根アセンブリ200は、前端軸流遠心空気圧縮機105の入気通路上に取り付けられる。LVDTは、入口ガイド羽根アセンブリ200上のIGVに接続される。航空機の圧縮空気に対する要求に基づき、IGVAは、LVDTによってIGVが適切な角度に開くように制御する。
【００１４】
APUのEGT温度測定器は、APUの排気温度EGTを測定する。APU自身の製造材料に制限があることから、EGTには、制限値、すなわちレッドライン値EGTRedLineがある。APU制御システムは、APUが温度逸脱時にバーンアウトしないように、一般的には、実際のEGTがレッドライン値EGTRedLine内になるよう制御する。したがって、温度が、温度逸脱レッドライン値に近づくと、APUの燃料システムは、ガソリン燃料供給を減らして、排気温度を下げる。同時に、ガソリン燃料供給が少なくなるために、今までの大きい負荷を動かそうとすれば、必然的に回転数が減少する。しかしながら、APUは、一定の回転数を維持しなければならないので、前端空気圧縮機の負荷を低下させるために、APUは、IGVAでIGVの角度を調整して、入気口を小さくし、気体が前端空気圧縮機に進入する量を減らして前端空気圧縮機の負担を減らす。これにより、前端空気圧縮機が出力する抽気圧力が小さくなり、流量が小さくなる。
【００１５】
図4は、本発明の一実施形態によるAPU性能変化曲線の模式図である。使用時間が長くなるにつれて、全てのAPU性能が次第に劣化し、衰退指数が次第に増加している。APU性能の衰退指数が安定している場合、APU性能は穏定期にある。APUの性能の衰退が次第に加速すると、APUの性能は、衰退期に入る。ある閾値を超えると、APUの性能は故障期に入り、いつでも故障が生じる可能性がある。APUが故障期に入った後は、APUの使用に影響が生じて、サービルの質および運航の安全に悪い結果をもたらす。また、計画外のメンテナンスが容易に発生して、フライトの遅延や欠航を引き起こす。従来技術において、APUの性能が衰退期に入ったか否かを検出できる手段はまだ存在しない。これに対し、本発明の実施形態では、こうした検出が可能である。
【００１６】
衰退期の検出には以下の利点がある。第一に、APUが衰退期にある場合、故障が発生する比率は依然として非常に低い。このタイミングで航空機にメンテナンスを行うよう選択すれば、運航の安全およびサービスの質が保証される。第二に、APUが衰退期にあることを検出した後、航空会社が適時航空機のメンテナンスを行うよう手配することにより、計画外のメンテナンスがなくなり、航空機の遅延が減少する。同時に、固定スケジュールでメンテナンスを行う場合のメンテナンスコストの浪費が避けられる。当然のことながら、本発明の実施形態は、故障期の検出にも適用可能である。
【００１７】
APU性能に対する検出を実現するためには、航空機でのAPUの稼働状態を監視し、APU稼働の関連データを取得する必要がある。航空機システムが複雑になればなるほど、航空機データシステムの機能はますます強化されている。例えば、エアバスのAircraft Condition Monitoring System（ACMS）システムおよびボーイング社のAircraft Heath Monitor (AHM)システムがある。これらシステムの一つの特徴は、リアルタイムで航空機の稼働データを観測し、一定のトリガー条件を満たした場合、自動で特定データを含むメッセージを生成可能であることである。
【００１８】
エアバス社のACMSシステムを例に取れば、ボーイング社のAHMシステムは、参照処理が可能であるが、ACMSシステムは、運航総合データシステムAircraft Integrated Data System （AIDS）を備える。そして、データ管理ユニットData Management Unit（DMU）は、AIDSシステムの核心である。DMUには、以下の非常に重要な２つの機能がある。
【００１９】
-ブラックボックスからのデータを含む、航空機の複数のパラメータを収集、処理、記録する。これらパラメータは、AIDSデジタルレコーダDigital AIDS Recorder（DAR）といった、DMUの内部メモリまたは外部レコーダに保存される。
【００２０】
-システムメッセージを生成し、航空機の状態またはシステムパラメータがメッセージのトリガー条件を満足する場合、メッセージを発動する。これらのメッセージはいずれも、DMUの不揮発性メモリに保存される。
【００２１】
本発明の一実施形態によれば、例えばACMSまたはAHMシステムのような航空機データシステムを利用して、APUの稼働データを取得することが可能である。
【００２２】
ACARSシステムは、ACARS管理ユニット（MU）と呼ばれる航空電子コンピュータおよび制御表示ユニット Control Display Unit （CDU）により構成される。MUは、地上からの超短波無線デジタルメッセージを送受信するためのものである。地上において、ACARSシステムは、無線送受信機構を備える地上ワークステーションにより構成されるネットワークからなり、メッセージ（データリンクメッセージ）を送受信可能である。これら地上ワークステーションは一般に、各サービスプロバイダが所有しており、送受信したメッセージは、ネットワーク上の異なる航空公司のサーバに分配される。本発明の一実施形態によれば、取得したAPUの稼働データを利用してAPUメッセージを生成し、APUメッセージをACARSによって地上のサーバに送信する。
【００２３】
本発明の一実施形態によれば、APUメッセージは、航空通信網Aviation Telecommunication Network（ATN）の通信装置またはシステムによって伝送してもよい。
【００２４】
実際には、従来の運航データシステムについていえば、APUの性能監視はすでに存在しているので、対応するAPUメッセージを自動で生成し、ACARSまたはATNで地上に伝送可能である。しかしながら、これらの監視データは、APU性能の衰退期の検出には用いられていない。
【００２５】
例えば、エアバス社のA13メッセージすなわち（APU MES/IDLE REPORT）、またはボーイング社のAPUメッセージは、このようなAPUメッセージの実例である。
【００２６】
以下の実施形態において、エアバス社のA13メッセージを実例として説明する。ボーイング社のAPUメッセージの処理は、これに類する。
【００２７】
図5は、エアバス社のA13メッセージの一つの実例である。図に示すとおり、A13メッセージは主に4つの部分の情報を含み、それぞれ、ヘッダ、APU履歴情報、航空機エンジン駆動の稼働パラメータおよびAPU駆動パラメータである。
【００２８】
ヘッダは、CCとC1フィールドとからなり、主に航空機のフライト情報、メッセージ発生航路区間、抽気バルブ状態、全温（すなわち外界温度）などの情報を含む。APU履歴情報は、E1フィールドからなり、APU番号、稼働時間、循環などの情報を含む。航空機エンジン駆動の稼働パラメータは、N1からS3までのフィールドからなる。そのうち、N1、S1が示すのは、一台目の航空機エンジンを駆動した際の稼働状況であり、N2、S2は、二台目の航空機エンジンを駆動した際の稼働状況を示し、N3、S3はAPUがエンジン駆動を完了した後のAPUアイドリング時の状況である。
【００２９】
A13メッセージには、APU稼働状況と関連する複数のパラメータが含まれる。エンジン駆動の稼働パラメータには、EGT温度と、IGV開口角度と、空気圧縮機入口圧力と、負荷空気圧縮機入口温度と、抽気流量と、抽気圧力と、潤滑油温度と、APU発電機負荷とが含まれる
。APU駆動時のパラメータには、始動時間と、EGTピークと、EGTピーク時の回転数と、負
荷空気圧縮機入口温度とが含まれる。
【００３０】
A13メッセージにおけるパラメータ以外に、APUの性能はさらに他のパラメータと関係する。エアバスA320航空機を例に取れば、航空機が収集可能なシステムデータは、13000個あまりに達する。その中のパラメータの多くは、直接または間接にAPUの性能を反映している。したがって、数多くのAPU性能パラメータの中からいかに適切なパラメータを選択し、かつこれに対応する適切なアルゴリズムを生成して、APUの性能を正確に反映するかが、本発明が解決しようとする課題の１つである。
【００３１】
図6は、本発明の一実施形態によるAPU性能の検出方法のフローチャートである。図に示すとおり、本実施形態のAPU性能の検出方法6000において、ステップ6100で航空機APU稼働の以下の情報、すなわち排気温度EGTと、空気圧縮機入口温度LCITと、始動時間STAと、使用時間TSRと、抽気圧力PTとを取得する。ステップ6200において、EGTとLCITとの差EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値とを比較する。本発明の一実施形態によれば，前記閾値は、各パラメータの限界値である。ステップ6300において、EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値との比較結果に、それぞれの重みを指定する。ステップ6400において、重みを考慮した後、EGT-LCIT、STA，TSRおよびPTと、それぞれの閾値との比較結果を統合する。ステップ6510において、統合後の結果が第一所定値を超えたか否かを確定する。統合後の結果が第一所定値を超えていなければ、ステップ6520でAPU性能が良好で
あると判断する。ステップ6610において、統合後の結果が第二所定値を超えたか否かを確定する。第二所定値を超えていなければ、ステップ6620でAPU性能は正常であると判断す
る。ステップ6710において、統合後の結果が第三所定値より大きいか判断する。第三所定値を超えていなければ、ステップ6720でAPU性能が衰退期に入ったと判断する。統合後の
結果が第三所定値を超えていれば、ステップ6800で、APU性能はすでに故障期に入ったと
判断する。
【００３２】
本発明の一実施形態によれば、ステップ6100で必要な情報は、例えばA13メッセージのAPUメッセージから取得することが可能である。例えば、シータSITAネットワークコントロールセンターおよび中国民航データ通信社ADCCネットワークコントロールセンターから、リモートで、リアルタイムに航空機APU稼働のA13メッセージを取得可能であり、メッセージデコーダにより、この航空機APU稼働状態A13メッセージを復号し、航空機APU稼働情報を取得、保持する。
【００３３】
航空機データシステムにおいて、APU稼働状態メッセージを自動生成しない場合、対応
するセンサおよびトリガー条件を増やして、必要なAPUメッセージを生成する。航空機デ
ータシステムにおいてすでに存在するAPUメッセージが、排気温度EGT、空気圧縮機入口温度LCIT、始動時間STA、使用時間TSRおよび抽気圧力PTのうちの１つまたは複数を完全には含まないのであれば、APUメッセージの生成条件を校正して、足りない１つまたは複数の
測定パラメータを増やすようにする。APUメッセージは、ACARSまたはATNシステムにより
リアルタイムに航空会社のデータサーバに伝送可能であるため、APU性能のリアルタイム
監視が実現可能となる。当然のことながら、メッセージ伝送の方法は、手動方式による高コストや人為的なミスを避けることが可能である。
【００３４】
本発明の一実施形態によれば、ステップ6100で必要な情報は、航空機データシステムから直接取得することができ、APUメッセージの生成は不要である。
【００３５】
ステップ6200において、EGTとLCITとの差EGT-LCITの閾値は、EGTReadlineである。EGTReadlineは、APUのEGTレッドライン値である。EGTReadlineは、APUの型番による。異なる型番のAPUは、異なるEGTレッドライン値を有するが、これは関連するマニュアルを検索して取得可能である。STAの閾値は、STAWarningLineであり、STA性能の減衰値であるが、これもAPU型番による。TSRの閾値はTSRrtであり、ある型番のAPUの機上時間における信頼性が70%であることに対応する時間であることを意味する。PTの閾値は、PTMinであり、ある型番APUの必要な最小供給抽気圧力を意味する。または、PTの閾値としてPTBaseLineを採用するが、これは、ある型番のAPU正常稼働時の最低固有抽気量を意味する。EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値とを比較して、現在のAPUの性能とAPUの基準性能との乖離の程度を反映することができ、これにより、APU性能の劣化程度を反映可能である。EGTReadline、STAWarningLineおよびPTMin、またはPTBaseLineは、関連する航空機マニュアルまたはメーカーより入手可能である。当然のことながら、実際の実験により取得してもよい。しかしながら、TSRrtは、地理および環境保全など他の要素の影響を受けるため、往々にして基準値と一定の偏差が存在する。発明者は、長期の観察および分析から、APUの経年劣化の模式が、ポアソン分布であることを発見した。より正確なTSRrtデータを取得するために、実際のデータに基づき、ポアソン分布により必要なTSRrtを算出する。例えば、まず、実際の使用時間TSRが従うポアソン分布のパラメータ（平均値など）を算出してから、取得した実際に従うポアソン分布のパラメータを用いて、故障率が30%（安定率が70%）である場合に対応する使用時間TSRrtを算出する。
【００３６】
EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値とを比較する方法としては、比を用いてもいいし、差による方法を用いてもよい。各パラメータの重みを考慮する際便利なように、本発明の一実施形態によれば、ステップ6200において、EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値との比を算出する。
【００３７】
EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTの、APU性能に対する影響は異なるため、それらに対して異なる重みを指定する必要がある。本発明の一実施形態によれば、EGT-LCIT、STA、TSRおよびPTと、それぞれの閾値との比を取得する場合、R1、R2、R3およびR4をEGT-LCIT、STA、TSRおよびPTそれぞれの重みとし、かつR1+R2+R3+R4=1とする。発明者の観察および分析により以下の点が発見された。TSRの影響が一番大きいため、R3は一般的に0.25より大きい。また、EGT-LCITおよびSTAの影響は、異なる型番のAPUによって異なる可能性がある。比較すれば、PTの影響は小さく、R4は最小である。本発明の一実施形態によれば、APS3200型番のAPUについては、R3=0.35、R2=0.3、R1=0.2、R4=0.15である。GTCP131-9A型番のAPUについては、R3=0.35、R1=0.3、R2=0.2、R4=0.15である。
【００３８】
本発明の一実施形態よれば、以下の式によりAPUの性能を評価する。
【数１】
0005801771.tif 000002
ここで、PDI（Performance Detection Index）性能検出指数は、APU性能を反映するパラメータである。発明者の観察および分析によれば、以下のとおりである。PDIが0.7より小さければ、APU性能は良好である。PDIが0.7より大きく、0.85より小さければ、APU性能は正常で使用可能である。PDIが0.85より大きければ、APU性能は劣化しており、すでに衰退期に入っている。PDIが1に近づけば、例えば0.95より大きければ、APUが既に故障期に入っており、随時故障が生じる可能性があることを意味している。したがって、ステップ6510における第一所定値の一つの実例は、0.7であり、ステップ6610における第二所定値の一つの実例は、0.85である。ステップ6710における第三所定値の一つの実例は、0.95である。
【００３９】
以下、2つの実例により、本発明の上述の実施形態の方法についてさらに説明する。
【００４０】
実例1： APS3200型番のAPUの関連情報は、以下のとおりである。EGTReadlineは682である。STAWarningLineは90である。PTMinは3である。TSRrtは5000である。重みパラメータは、R1=0.2、R2=0.3、R3=0.35、R4=0.15とする。
【００４１】
SITAネットワークコントロールセンター、またはADCCネットワークコントロールセンターより、リモートでリアルタイムに航空機APUメッセージを取得し、ACARSメッセージデコーダで前記航空機APUメッセージを復号し、航空機APU稼働情報を取得、保持する。航空機APU稼働情報には、排気温度EGTが629、空気圧縮機入口温度LCITが33、始動時間STAが59、機上時間TSRが4883、抽気圧力PTが3.66であることが含まれる。
【００４２】
以下の式により、算出して、PDI値が0.85であることが得られる。
【数２】
0005801771.tif 000003
APU性能が衰退期に入ったと判断する。当該航空機のAPUのメンテナンス計画を開始すべきである。
【００４３】
実例2：GTCP131-9A型番のAPUの関連情報は以下のとおりである。EGTReadlineは642である。STAWarningLineは60である。PTMinは3.5である。TSRrtは5000である。重みパラメータは、R1=0.3、R2=0.2、R3=0.35、R4=0.15とする。
【００４４】
SITAネットワークコントロールセンター、またはADCCネットワークコントロールセンターより、リモートでリアルタイムに航空機APUメッセージを取得し、ACARSメッセージデコーダで前記航空機APUメッセージを復号し、航空機APU稼働情報を取得、保持する。航空機APU稼働情報には、排気温度EGTが544、空気圧縮機入口温度LCITが31、始動時間STAが48、機上時間TSRが2642、抽気圧力PTが3.76であることが含まれる。
【００４５】
以下の式により、算出して、PDI値が0.72であることが得られる。
【数３】
0005801771.tif 000004
APU性能が正常であると判断し、そのまま正常に使用可能である。
【００４６】
従来技術と比べ、本発明の上述の実施形態は、リアルタイムにAPUの排気温度EGTと、空気圧縮機入口温度LCITと、始動時間STAと、機上時間TSRと、抽気圧力PTとを取得し、式（1
）に基づき、PDI値を算出して取得し、PDI値と所定値との比較に基づき、正確にAPU性能
を検出する。また、リモートでリアルタイムに航空機APU稼働状態ACARSメッセージを取得することで、手動で取得する作業上の負担を減らすとともに、作業効率を高める。
【００４７】
海抜および温度の違いにより、EGTおよびPTの測定結果に影響が生じる。本発明の一実施形態によれば、より正確にAPU性能を検出するために、測定したEGTおよびPTを一つの基準状態に換算して比較することにより、海抜および外界温度の影響を取り除く。例えば、海抜0メートル、温度50℃を基準状態として選択してもよいし、他の海抜および温度を基準状態としてもよい。
【００４８】
本発明の一実施形態によれば、海抜0メートル、温度50℃の基準状態の下で、PTの大気校正式は、次のとおりである。
【数４】
0005801771.tif 000005
ここで、PTstdは海抜0メートル下での圧力、ALTは海抜高度または基準高度、TATは、外気温または全温、mは空気質量で、取り得る値は29である。gは、10メートル/秒2を取り、Rは調整パラメータであり、取り得る値は8.51である。
【００４９】
これにより、海抜圧力校正係数δが得られる。
【数５】
0005801771.tif 000006
【００５０】
温度の影響を考慮し、PTの最終の校正式は次のとおりである。
【数６】
0005801771.tif 000007
ここで、PTcorは校正後の抽気圧力、ΔPTは温度と関連する関数であり、以下の数により算出可能である。
【数７】
0005801771.tif 000008
ここで、TATは外気温である。a1、b1およびc1は調整係数である。a1、b1およびc1は、実験により測定して得られる。本発明の一実施形態によれば、a1の範囲は10-5等級、b1は10-2等級、c1は0から−1の間である。
【００５１】
実験より測定してa1、b1およびc1を得た後、式（3）に基づき、測定して得たPTを校正された基準状態下のPTcorに換算する。
EGTの校正式は、以下のとおりである。
【数８】
0005801771.tif 000009
ここで、EGTcorは基準状態下でのEGT、ΔEGTは温度に関する関数、PTReqすなわちPTMinはエンジン駆動時に必要な最低抽気圧、 p1およびp2は調整係数である。本発明の一実施形態によれば、p1の取得値の範囲は20〜60、p2の取得値の範囲は70〜100である。p1およびp2の具体的な数値は、実験により取得可能である。例えば，異なる海面気圧高度において、一定の電力出力を維持して、温度50度を保持した状態で、異なるEGTが測定される。その後、50度の海面気圧のEGTと比較し、EGTの変化と温度を回帰させて、校正式における調整係数を得ることができる。
【００５２】
ΔEGTは、以下の式より算出可能である。
【数９】
0005801771.tif 000010
ここで、TATは外気温、a2、b2およびc2は調整パラメータであり、a2、b2およびc2は実験により測定して得られる。本発明の一実施形態によれば、a2の範囲は0.005〜0.02の間、b2は0.5〜2.5の間、c2は60から100の間である。
【００５３】
校正後のEGTおよびPTを用いて、式（1）は次のように書き換えられる。
【数１０】
0005801771.tif 000011
【００５４】
本発明の一実施形態によれば、校正後のPDIについて、PDIが0.7より小さければ、APU性能は良好である。PDIが0.7より大きく、0.8より小さければ、APU性能は正常で使用可能である。PDIが0.8より大きければ、APU性能は劣化しており、すでに衰退期に入っている。PDIが0.85より大きければ、APUはすでに故障期に入ったことを示す。したがって、ステップ6510における第一所定値の一つの実例は0.7、ステップ6610における第二所定値の一つの実例は0.8であり、ステップ6710における第三所定値の一つの実例は0.85である。
【００５５】
図7は、本発明の別の一実施形態のAPU性能の検出方法のフローチャートである。図に示すように、当該APU性能の検出方法700においては、ステップ710で航空機APU稼働排気温度EGT、始動時間STA、抽気圧力PTおよびIGV角度のうちの一つまたは複数を取得する。図6の実施形態において記載されたAPU性能パラメータの取得方法を本実施形態に応用可能である
。
【００５６】
APU稼働の原理に基づき、APU性能を反映する一つの重要なパラメータはEGTすなわちAPU排気温度である。APUが一定の回転数で稼働する場合、EGTは、APU全体の熱エネルギー変換効率を直接反映するからである。APUの熱エネルギー変換効率が低いほど、EGTの値は高くなる。APUの制御システムは、ガソリン燃料流量バルブおよびIGV入口角度の大きさを操作して、温度逸脱が起きないようにするが、APUが温度逸脱状態に近づき温度逸脱を防止する必要がある場合、APUパラメータにおいてPTおよびIGV角度がこの変化を反映する。STAは、APUの全体性能を反映するパラメータであり、モーター駆動の性能、ギヤボックス性能、ならびに空気圧縮機ユニットおよび動力ユニット（すなわち一つの空気圧縮機および二段タービン）の効率が含まれる。これら四つの鍵となるパラメータ、EGT、IGV、STAおよびPTをモニタリングすることにより、APUの現在の性能およびその変化の傾向を反映することが可能である。さらに、パラメータを個別に検出することも、APUの故障原因の判定および隠れた故障の発見の一助となる。
【００５７】
ステップ720において、排気温度EGT、始動時間STA、抽気圧力PTおよびIGV角度のうちの一つまたは複数に顕著な変化が生じたかどうかを確定する。排気温度EGT、始動時間STA、抽気圧力PTおよびIGV角度のうちの一つのパラメータに顕著な変化が生じた場合、当該パラ
メータが悪化していると判断する。
【００５８】
EGTおよびPTに対して、上記実施形態のうちのEGTcorおよびPTcorを適用して、直接取得するEGTおよびPTに代え、これにより海抜および温度の影響を排除し、より正確な結果を得てもよい。
【００５９】
使用時間が長くなるにつれて、APU性能も次第に劣化する。APU性能パラメータのこれらの属性は、以下の式により反映される。
【数１１】
0005801771.tif 000012
ここで、Xは排気温度EGT、始動時間STA、抽気圧力PTおよびIGV角度のうちのいずれか一つのパラメータ、t0はAPUの取り付け時間、β0およびβ1はフィットパラメータである。こ
こで、β1は傾斜項であり、パラメータの変化傾向を反映する。
【００６０】
本発明の一実施形態によれば、一定時間内に取得したEGT、STA、PTおよびIGVのうちの一つの、複数の値をフィットして、傾斜項β1を得る。β1と基準である傾斜項とを比較し、傾斜項が明らかに異なる場合は、EGT、STA、PTおよびIGVのうちの当該一つに顕著な変化が生じたと判断する。基準となる傾斜項は動作状態が良好であるAPUのデータを用いて算出し、同一APUが最初に取り付けられた後のデータでもよいし、同一型番のほかの、動作状態が良好なAPUのデータであってもよい。
【００６１】
本発明の一実施形態によれば、APU搭載機およびAPUのパラメータを初期化し、初期の複数の記録のパラメータを平均化して、各パラメータの初期値を得てそれぞれの基凖値とする。複数の記録の数量は一般に、10個以上の記録である。
【００６２】
後続のパラメータおよび基凖値を比較して、自身の変化値を得る。これら変化値も式（8）に適合する。これらの傾斜項も同様に、APUパラメータの変化の傾向を反映可能である。したがって、本実施形態では、EGT、STA、PTおよびIGVのうちの一つの、基凖値に対する変化値の傾斜項と、基準となる変化値の傾斜項とを比較し、傾斜項が明らかに異なれば、EGT、STA、PTおよびIGVのうちの当該一つに顕著な変化が生じたと判断する。当該パラメータは悪化したことになる。
【００６３】
本発明の一実施形態によれば、前後で連続する、等しい長さの時間内におけるEGT、STA、PTおよびIGVのうちの一つのパラメータ値に対して、独立したサンプルの比較を行い、両者が明らかに変化しているのであれば、EGT、STA、PTおよびIGVのうちの当該一つに顕著な変化が生じたと判断する。当該パラメータは悪化していることになる。
【００６４】
波動の干渉を減らすために、実測されたEGT、STA、PTおよびIGVにおけるパラメータ値に対し平滑処理を行う。本発明の一実施形態によれば、多点平滑の移動平均値の方式により、パラメータ値に対し平滑処理を行う。多点は、3点以上である。本発明の別の一実施形態によれば、以下の式によりパラメータに対し平滑処理を行う。
【数１２】
0005801771.tif 000013
ここで、Xoldは、平滑処理前の数値、すなわち実際に測定した数値である。Xnewは、平滑処理後の数値である。Xsmoothは、平滑値であり、隣り合う点（例えば一つ前の点）の平滑後の値であってもよいし、付近のいくつかの点（現在の点は考慮しない）の平均値であってもよい。C1およびC2は重み付け値であり、 C1はC2より大きく、例えば、C1=0.8、C2=0.2である。
【００６５】
ステップ730において、排気温度EGT、始動時間STA、抽気圧力PTおよびIGV角度のうちの一つまたは複数のパラメータに顕著な変化が生じたか否かを総合的に考慮し、APUの性能
が劣化したか否かを確定する。
【００６６】
本発明の一実施形態によれば、EGT、PT，STAおよびIGVのうちの何れか１つが悪化した場合、APUの性能が劣化し、衰退期に入ったと判断する。本発明の別の一実施形態によれば，STAが悪化すれば、APUの性能が劣化し、衰退期に入ったと判断する。本発明の別の一実施形態によれば，EGT、PT、STAおよびIGVのうちの何れか二つが悪化した場合、APUの性能が劣化し衰退期に入ったと判断する。本発明の別の一実施形態によれば、EGTおよびPTの２つが悪化した場合、APUの性能が劣化し、衰退期に入ったと判断する。
【００６７】
図6および図7の実施形態を同時に使用してより正確にAPUの性能を検出することが可能である。
【００６８】
図8は、本発明の別の一実施形態によるAPU性能の検出方法のフローチャートである。図に示すように、当該APU性能の検出方法800において、ステップ810で、航空機APU稼働排気温度EGTおよび抽気圧力PTのうちの一つまたは二つを取得する。上述した実施形態において記載されたAPU性能パラメータの取得方法を、本実施形態に応用可能である。
【００６９】
ステップ820において、排気温度EGTおよび抽気圧力PTと、それぞれの限界値とを比較する。具体的には、EGTは、EGTレッドライン値EGTRedLineと比較可能である。抽気圧力PTは、エンジン始動時に必要となる最低抽気圧力PTReqと比較可能である。
【００７０】
ステップ830において、排気温度EGTおよび抽気圧力PTのうちの一つがその限界値に近づいた場合、当該パラメータが悪化したと判断する。本発明の一実施形態によれば、排気温度EGTおよび抽気圧力PTのうちの一つが悪化した場合、APUの性能が衰退期に入ったと判断する。本発明の別の一実施形態によれば、排気温度EGTおよび抽気圧力PTがいずれも悪化した場合、APUの性能が衰退期に入ったと判断する。
【００７１】
本発明の一実施形態によれば、EGTに対して以下の式が可能である。
【数１３】
0005801771.tif 000014
ここで、EGTToleranceはEGTの許容量、すなわちEGTの、レッドライン値EGTRedLineからの距離を示す。APU制御システムはEGTの温度逸脱を防止することから、制御メカニズムが働く場合、APUが給油を増やしてより大きな電力を得ることがすでに不可能であることを示している。使用時間が長くなるにつれ、APUの電力は次第に減少するが、これは、当該APUが衰退段階に入ったことを示しているのである。よって、EGTToleranceが0に近づいた場合、APUが衰退段階に入ったことを示す。
【００７２】
APUが衰退段階に入った後は、PTが重要な観測パラメータとなる。
【００７３】
本発明の一実施形態によれば、PTに対して以下の式が可能である。
【数１４】
0005801771.tif 000015
ここで、PTToleranceは、PTの許容量、すなわちPTとエンジン始動時に必要となる最低抽気圧力との距離を示す。PTToleranceの大きさは、衰退段階にあるAPUの稼働状況を反映する。PTToleranceが0に近づいた場合、APUは交換すべきである。
【００７４】
実例3：メッセージより取得した排気温度EGT、外界温度TAT、海抜ALTおよびPTデータにより、EGTcor= 654.49、PTcor = 3.27を算出して得ることができる。問い合わせたところ、エアバスA319航空機の発動駆動の最低抽気圧力はPTReq= 3.2である。長期にわたる実験検証を経て、APS3200型番のAPUのレッドライン値は、EGTRedLine= 645である。上記の性能評価式より、EGTTolerance= -9.49、0値との接近程度は9.49/645、約1.4%であり、PTTolerance= 0.07、0値との接近程度は0.07/3.2、約2.2%であることが得られる。これより、EGTおよびPTの二つのパラメータがいずれも悪化し、APUがすでに衰退期に入り、適時交換する必要があると判断する。
【００７５】
図6〜図8の方法は、同時に使用してより正確にAPUの性能を検出することが可能である。
【００７６】
従来技術と比べ、本発明の実施形態による方法は、リアルタイムにAPUの排気温度EGT、空気圧縮機入口温度LCIT、始動時間STA、機上時間TSR、抽気圧力PTおよび入口ガイド羽根IGVの角度等パラメータを取得し、これらパラメータに対する処理により、APUの性能検出を行い、かつAPUの性能がすでに衰退期に入ったか否かを判断可能であり、エンジニアによるAPUのメンテナンスを効果的にサポートすることによりAPUの使用を保証し、APUによる航空機遅延、欠航を防止する。同時に、APU性能に対する評価により、焦点を絞ったメンテナンスや稼働制御を実施することができ、メンテナンスコストを大幅に引き下げる。
【００７７】
以上の実施形態は、本発明を説明するためのものにすぎず、本発明を限定するものではない。当業者は、本発明の範囲を逸脱しない状況の下で、各種の変更や変形を行うことができるが、同等の技術案はいずれも、本発明が開示する範囲内に属すべきものである。
【符号の説明】
【００７８】
１００  APU
１０２  発電機
１０３  軸
１０４  ギヤボックス
１０５  前端軸流遠心空気圧縮機
１０６  空気圧縮機部
１０７  後端軸流遠心空気圧縮機
１０８  高温端部
１２０  燃焼室
１４０  タービン
２００  入口ガイド羽根アセンブリ
３００  入口ガイド羽根制御構造
３０１  入口ガイド羽根アクチュエータ
３０２  ライン可変作動変圧器
【図１】
0005801771.tif 000022
【図２】
0005801771.tif 000023
【図３】
0005801771.tif 000024
【図４】
0005801771.tif 000025
【図５】
0005801771.tif 000026
【図６】
0005801771.tif 000027
【図７】
0005801771.tif 000028
【図８】
0005801771.tif 000029